張海妮, 陳鈺瀅, 蔣獻

(1.中國飛行試驗研究院, 西安 710089; 2. 中國人民解放軍95960部隊, 西安 710089)

結(jié)冰會改變飛機的氣動外形、表面粗糙度等, 從而影響飛機的氣動特性及飛行品質(zhì),嚴重時甚至危及飛行安全[1-3]。冰污染平尾失速(ice-contaminated tailplane stall,ICTS)是一種典型的因飛機平尾結(jié)冰導(dǎo)致的平尾迎角超過其失速迎角而破壞俯仰平衡、喪失俯仰操縱能力的危險狀態(tài)。20世紀50年代至今,ICTS 導(dǎo)致的飛行事件和事故時有發(fā)生,對飛行安全造成了嚴重的威脅[4]。為減小ICTS導(dǎo)致的飛行事故、提高航空器運營安全,美國航空航天局(Federal Aviation Administration,FAA)在民用飛機適航規(guī)章中提出了對ICTS敏感性的專項驗證要求[5],中國民用航空規(guī)章第25部(CCAR25)對冰污染平尾失速敏感性驗證也提出了相應(yīng)要求,要求飛機在加裝模擬冰型的條件下開展平尾失速敏感性驗證試飛。圍繞民航局制定的適航規(guī)章,國內(nèi)外學(xué)者對ICTS開展了大量研究工作,旨在探究ICTS機理、從根源上解決其帶來的安全問題。鐘長生等[6]對平尾結(jié)冰對其氣動性能和操縱性能的影響進行了研究,從理論層面詮釋了結(jié)冰導(dǎo)致的平尾失速現(xiàn)象,給出了預(yù)防平尾失速及失速后改出的方法。Thonas等[7]利用美國航空航天局的雙水獺飛機進行了近50次結(jié)冰試飛,對冰污染平尾失速進行了專項研究,以試驗數(shù)據(jù)論證了結(jié)冰對飛機操縱性和穩(wěn)定性的影響以及平尾失速的影響因素,大大提升了冰污染平尾失速的研究水平。

目前對于平尾失速的研究以機理研究為主[8-10],關(guān)于平尾失速敏感性飛行試驗驗證技術(shù)的研究較少。而流場顯示技術(shù)常見于機翼失速特性的研究,在冰污染平尾失速研究中的應(yīng)用尚無明確資料記載。雖然民航規(guī)章對冰污染平尾失速敏感性的驗證方法及驗證狀態(tài)均作出了說明,也對結(jié)冰條件下的平尾失速特性做出了明確要求,但冰污染平尾失速試飛目前仍面臨兩方面難題:一方面,根據(jù)民航規(guī)章的要求,只要試飛中試驗飛機不出現(xiàn)規(guī)章規(guī)定的特性,就認為其對平尾失速不敏感。這種定性評估情況下,工程人員無法深入探索試驗飛機的平尾失速特性和平尾失速裕度,不能對設(shè)計優(yōu)化工作提供有價值的參考;另一方面,民航規(guī)章對于冰污染平尾失速試飛狀態(tài)(模擬冰型、重心、襟翼偏度、速度、發(fā)動機推力等)并未做出明確規(guī)定,審查方往往要求在更為臨界的狀態(tài)下進行審定試飛,但僅根據(jù)規(guī)章的定性評估無法判斷臨界的試飛狀態(tài)、建立最優(yōu)的試驗狀態(tài)矩陣。針對以上問題,現(xiàn)提出基于流場顯示的冰污染平尾失速試飛技術(shù),并首次將該技術(shù)應(yīng)用于某型飛機冰污染平尾失速試飛。旨在通過該項技術(shù)、結(jié)合載荷分析,直觀深入研究試驗飛機的平尾失速特性及失速裕度,為設(shè)計優(yōu)化提供有效參考;基于型號研發(fā)試飛中的流場特性分析結(jié)果,提出優(yōu)化的試飛狀態(tài)矩陣,提高型號審定試飛的效率。

1 平尾失速敏感性影響因素及規(guī)章要求

平尾失速是由于平尾翼面流場的氣流分離造成的,可分為正平尾失速和負平尾失速兩種。正平尾失速發(fā)生概率較小,而負平尾失速發(fā)生概率比正平尾失速大得多[6],所提到的平尾失速為負平尾失速。

冰污染平尾失速是因結(jié)冰導(dǎo)致平尾迎角超過其失速迎角時飛機表現(xiàn)出來的氣動現(xiàn)象。平尾迎角是機翼迎角、平尾偏度、下洗角、俯仰角速度等參數(shù)的函數(shù)[7],與飛機的飛行重量、重心、速度、襟/縫翼偏度等狀態(tài)有關(guān)。試飛中,若無法判斷臨界的試飛狀態(tài),則需要考慮各種不同狀態(tài)組合下的平尾失速敏感性。

CCAR25部對于冰污染平尾失速敏感性的驗證提出了專項要求[11],明確了冰污染平尾失速敏感性驗證試飛中飛機應(yīng)該滿足的特性[12]。根據(jù)規(guī)章要求,冰污染平尾失速試飛的成功準則可概括為如下兩條:一是推桿機動過程中需要一定的推桿力,且能夠用規(guī)定的拉桿力即可迅速從機動中恢復(fù)過來;二是隨著側(cè)滑角增加,駕駛員通過俯仰操縱保持速度時不會出現(xiàn)桿力反逆現(xiàn)象,且不會出現(xiàn)突然改變的操縱力特性(若桿力的變化很微小,允許反逆)。

綜上可知,冰污染平尾失速試飛的成功準則均為定性評估,若試飛中飛機沒有出現(xiàn)準則中描述的特性,則認為其對平尾失速不敏感。這對于表明條款的符合性是足夠的,但試驗人員往往無法深入了解飛機的平尾失速特性,設(shè)計人員也無法判斷平尾的失速裕度;另一方面,在試飛結(jié)果均滿足定性準則的條件下,無法判斷臨界的試飛狀態(tài),給試飛狀態(tài)矩陣的優(yōu)化設(shè)計帶來困難。

2 流場顯示設(shè)計方案

2.1 流場顯示方法及布局設(shè)計

常見的流場顯示技術(shù)包括絲線法、壓敏漆法及煙線法等[13]。其中,絲線法是顯示學(xué)中歷史悠久、效果顯著的典型手法之一[14]。飛行試驗中,通常采用絲線法在試驗體的表面觀察區(qū)域內(nèi)粘貼適當(dāng)長度的絲線(棉線、毛線、麻線等),每根絲線指示所在位置的點流向,用來判斷附著流和分離流的流動情況。冰污染平尾失速試飛即選用絲線法進行平尾流場顯示,絲線材料選用黑色針織毛線。

絲線布局主要考慮兩方面因素,一是絲線數(shù)量必須充足,以展現(xiàn)更為直觀的流動效果;二是絲線長度必須合適,避免絲線相互纏繞。考慮上述因素,參考同類型飛機的機翼上翼面絲線粘貼經(jīng)驗,設(shè)計如下的平尾絲線粘貼方案:絲線粘貼于平尾下翼面(平尾負失速時其下翼面發(fā)生氣流分離[15]),因此,本次絲線粘位置為平尾下表面,左、右對稱分布;整個絲線布局呈棋盤狀,如圖1所示,每兩個粘貼坐標(biāo)(即紅色圓形標(biāo)識點)之間的距離約20 cm。

2.2 絲線粘貼方法

絲線粘貼以雙面膠及鋁箔膠帶作為主要輔助材料,具體粘貼方法如下:粘貼前將整個粘貼區(qū)域清理干凈,確定好具體的粘貼坐標(biāo)點;將裁剪成塊(正方形,尺寸3～4 cm)的雙面膠粘貼于坐標(biāo)點處,并確保其與翼面貼合;將裁剪好的絲線(長度約30 cm)對折,對折點粘貼于雙面膠中心位置,絲線自由端朝向飛機尾部;在雙面膠上覆蓋相同規(guī)格的鋁箔膠帶進行加固。最后將絲線自由端打結(jié),防止絲線端頭因長時間暴露在氣流中被吹斷。為防止試驗過程中絲線脫落,每次試驗后對絲線進行檢查,確保絲線粘貼牢固。

3 試飛用模擬冰型及試飛方法

3.1 試飛用模擬冰型

根據(jù)咨詢通告AC25-25A的建議,通常選擇待機冰型進行冰污染水平安定面失速試飛。此外,對于沒有升降舵助力的飛機,還應(yīng)考慮砂紙冰型[16]。所研究的某型飛機帶有升降舵助力,但因飛機帶模擬冰型的風(fēng)洞試驗結(jié)果顯示:帶砂紙冰型的平尾升力在大迎角區(qū)域出現(xiàn)突降,而帶待機冰型的平尾升力隨著迎角增大緩慢增加,未出現(xiàn)突然的下降(圖2、圖3),試飛中可能出現(xiàn)砂紙冰型的平尾失速結(jié)果更為惡劣的情況。因此,在研發(fā)試飛階段,選擇兩種冰型進行試驗,之后根據(jù)試飛結(jié)果選取更為臨界的冰型進行表征符合性/審定試飛。

圖2 平尾風(fēng)洞試驗結(jié)果示意圖(待機冰型)Fig.2 Schematic diagram of wind tunnel test results of the horizonta tailplane (holding ice accretion)

圖3 平尾風(fēng)洞試驗結(jié)果示意圖(砂紙冰型)Fig.3 Schematic diagram of wind tunnel test results of the horizonta tailplane (sandpaper ice accretion)

模擬冰型加裝位置為機頭區(qū)域、機翼未防護區(qū)域、平尾及垂尾區(qū)域。

3.2 試飛方法

平尾迎角計算公式[7,17]為

(1)

式(1)中:αt為平尾迎角,(°);ε0為零升下洗角,(°);α為機身迎角,(°);ε為平下洗角,(°);it為平尾偏度,(°);ne為升降舵效率;δe為升降舵偏度,(°);q為俯仰角速度,(°)/s;Lt為尾力臂,m;k為速度阻滯系數(shù);V為飛機真空速,m/s。

根據(jù)式(1)中平尾迎角的構(gòu)成以及民航規(guī)章的要求,平尾失速敏感性通常從兩方面進行考核:一是在具有較大俯仰角度率的動態(tài)飛行中(如低g過推機動,其中g(shù)為飛機的法向過載)考核平尾失速敏感性,此時平尾負迎角變大,很容易達到失速狀態(tài);二是在具有較大側(cè)滑角的穩(wěn)定直線側(cè)滑中考核平尾失速敏感性,此時平尾和垂尾結(jié)合處的氣流分離將可能導(dǎo)致尾翼上的局部氣流分離,從而導(dǎo)致平尾失速[18]。

在某型飛機的冰污染平尾失速試飛中,選用低g過推機動和穩(wěn)定直線側(cè)滑機動驗證平尾失速敏感性,低g過推機動具體試飛方法如下:在規(guī)定狀態(tài)配平飛機到穩(wěn)定直線飛行狀態(tài),采用推拉桿法推桿到0g法向過載或受操縱權(quán)限限制的最小過載,之后改出;穩(wěn)定直線側(cè)滑機動具體操作方法如下:在規(guī)定的狀態(tài)配平飛機到穩(wěn)定直線飛行狀態(tài),以1/4的全腳蹬行程增量逐步增大側(cè)滑角進行直到腳蹬全偏的穩(wěn)定直線側(cè)滑,之后改出。

4 試飛結(jié)果分析

4.1 平尾失速敏感性分析

根據(jù)某型飛機冰污染平尾失速仿真計算結(jié)果及試飛中的絲線流動情況,協(xié)調(diào)側(cè)滑機動過程中的平尾負迎角較小、絲線分離情況不明顯,因此僅對低g過推機動試飛結(jié)果進行分析。

以下述試飛狀態(tài)點為例進行分析:待機冰型、前重心、襟翼著陸構(gòu)型、飛行速度1.23Vmin 1g、慢車推力。

圖4為低g過推機動過程中的關(guān)鍵參數(shù)結(jié)果曲線,圖5、圖6為相應(yīng)的絲線流動情況圖,圖7為相應(yīng)的平尾載荷與平尾迎角的關(guān)系曲線,其中平尾迎角由式(1)計算而得。

圖4 關(guān)鍵參數(shù)隨時間的變化示意圖Fig.4 Schematic diagram of key parameters changing with time

圖5 絲線流動情況示意圖(機動過程)Fig.5 Schematic diagram of flow pattern for tufts (maneuver process)

圖6 絲線流動示意圖(平飛過程)Fig.6 Schematic diagram of Schematic diagram of flow pattern for tufts(level flight process)

圖7 平尾載荷-迎角關(guān)系曲線示意圖Fig.7 Schematic diagram of relation between horizontal tailplane load and angle of attack

由圖4～圖7可知,在最小法向過載約為-0.03g的低g過推機動過程中,平尾載荷響應(yīng)正常、未出現(xiàn)突變,且飛機未出現(xiàn)機頭下俯等異常響應(yīng)。此時,視線可見范圍內(nèi)的絲線全部分離(圖5),說明平尾下翼面出現(xiàn)大面積氣流分離。

圖7中,平尾負迎角最大達到-16.6°。在平尾負迎角小于-8.2°范圍內(nèi),平尾載荷隨迎角增加基本呈線性變化;平尾負迎角處于-8.2°～-13.4°時,平尾載荷與平尾迎角的關(guān)系曲線斜率變小;平尾負迎角大于-13.4°以后,兩者關(guān)系曲線斜率進一步減小,隨著負迎角增加,平尾載荷仍在增加。

綜上可知,在試驗狀態(tài)下,推桿到近似0g過載時,飛機未出現(xiàn)規(guī)章規(guī)定的失速特性,從條款符合性角度來講滿足規(guī)章要求。雖然平尾下翼面出現(xiàn)了大面積氣流分離,且平尾載荷隨其負迎角增加的幅度逐步減小,但載荷并未出現(xiàn)降低,說明此時平尾仍能提供足夠的負升力以維持飛機的穩(wěn)定狀態(tài)。同時也說明,此時平尾的失速裕度已經(jīng)比較臨界,若平尾負迎角繼續(xù)增大,平尾載荷將可能發(fā)生突降,從而導(dǎo)致平尾失速。

4.2 臨界狀態(tài)分析

4.2.1 不同模擬冰型

以下述試飛狀態(tài)點為例進行兩種模擬冰型的試飛結(jié)果分析,試飛狀態(tài)點分別為:前重心、襟翼著陸構(gòu)型、飛行速度1.23Vmin 1g、慢車推力,模擬冰型分別為待機冰型和砂紙冰型。

圖8～圖11分別為兩種冰型直至0g過推機動過程中的載荷響應(yīng)曲線及絲線流動情況圖。由圖8可知,兩種冰型條件下,平尾載荷均響應(yīng)正常、無突變。根據(jù)圖9中平尾載荷與平尾迎角的關(guān)系曲線可知,砂紙冰型條件下,機動過程中的平尾負迎角最大值為-10.1°,平尾載荷隨平尾負迎角的增大基本呈線性增加趨勢(迎角-6.9°～-7.8°范圍內(nèi)為機動穩(wěn)定段,此時隨著負迎角增加,平尾載荷基本不變);待機冰型條件下,機動過程中的平尾負迎角最大達到-16.6°,且隨著負迎角增大,平尾載荷隨迎角的變化幅度逐漸減小,從線性變化變?yōu)榉蔷€性變化(同圖7)。兩種冰型條件下達到的最大平尾負迎角相差6.5°。根據(jù)圖10和圖11,機動過程中,砂紙冰型的絲線自由端僅發(fā)生輕微抖動,而待機冰型視線可見范圍內(nèi)的絲線全部發(fā)生分離。綜上可見,相較于砂紙冰型,加裝待機冰型后,飛機對平尾失速更為敏感,更易發(fā)生平尾失速,據(jù)此,選取待機冰型進行表明符合性/審定試飛階段的平尾失速敏感性驗證試飛。

圖8 平尾載荷響應(yīng)曲線Fig.8 Response curve of horizontal tailplane load

圖9 平尾載荷與平尾迎角關(guān)系曲線Fig.9 Relation between horizontal tailplane load and angle of attack

圖10 絲線流動示意圖-砂紙冰型Fig.10 Schematic diagram of flow pattern for tufts-sandpaper ice accretion

圖11 絲線流動示意圖-待機冰型Fig.11 Schematic diagram of flow pattern for tufts-holding ice accretion

4.2.2 不同飛機重心

以下述試飛狀態(tài)點為例進行兩種不同重心的試飛結(jié)果分析,試飛狀態(tài)點分別為:待機冰型、襟翼著陸構(gòu)型、飛行速度1.23Vmin 1g、慢車推力,重心分別為前重心和后重心。

圖12～圖15分別為兩種不同重心條件下直至0g過推機動過程中的載荷響應(yīng)曲線及絲線流動情況圖。由圖12可知,兩種重心條件下,平尾載荷均響應(yīng)正常、無突變。根據(jù)圖13中平尾載荷與平尾迎角的關(guān)系曲線可知,后重心條件下,機動過程中的平尾負迎角最大值為-8.6°,整個迎角范圍內(nèi),平尾載荷隨迎角增加基本呈線性增加狀態(tài);前重心條件下,機動過程中的平尾負迎角最大達到-16.6°,且隨著負迎角增大,平尾載荷隨迎角的增加幅度逐漸減小,從線性變化變?yōu)榉蔷€性變化(同圖7)。兩種重心條件下達到的最大平尾負迎角相差8.0°。根據(jù)圖14和圖15,機動過程中,后重心條件下,約3/4的絲線發(fā)生分離,而前重心條件下,可見絲線全部發(fā)生分離。綜上可見,前重心條件下,飛機對平尾失速更為敏感,更易發(fā)生平尾失速,據(jù)此,選取前重心進行表明符合性/審定試飛階段的平尾失速敏感性驗證試飛。

圖12 平尾載荷響應(yīng)曲線Fig.12 Response curve of horizontal tailplane load

圖13 平尾載荷與平尾迎角關(guān)系曲線Fig.13 Relation between horizontal tailplane load and angle of attack

圖14 絲線流動示意圖-后重心Fig.14 Schematic diagram of flow pattern for tufts-aft center of gravity position

圖15 絲線流動示意圖-前重心Fig.15 Schematic diagram of flow pattern for tufts-forward center of gravity position

4.2.3 不同襟翼構(gòu)型

理論上講,襟翼偏度越大,機翼下洗越大、飛機迎角越大,二者的綜合作用使平尾負迎角更大,平尾失速裕度更小,此時飛機容易發(fā)生平尾失速。試飛中,為減小試飛風(fēng)險,在襟翼進場及著陸構(gòu)型均進行了平尾失速敏感性驗證試飛,試飛狀態(tài)點分別為:待機冰型、前重心、飛行速度VFE、慢車推力、襟翼,模擬冰型分別為進場構(gòu)型和著陸構(gòu)型。

圖16～圖19分別為兩種襟翼構(gòu)型直至0g過推機動過程中的載荷響應(yīng)曲線及絲線流動情況圖。由圖16可知,兩種襟翼條件下,平尾載荷均響應(yīng)正常、無突變。根據(jù)圖17中平尾載荷與平尾迎角的關(guān)系曲線可知,進場構(gòu)型下,機動過程中的平尾負迎角最大值為-12.1°,負迎角約-8.0°以后,平尾載荷隨迎角的變化由線性變?yōu)榉蔷€性;著陸構(gòu)型下,機動過程中的平尾負迎角最大達到-16.6°,且隨著負迎角增大,平尾載荷隨迎角的增加幅度逐漸減小,從線性變化變?yōu)榉蔷€性變化(同圖7)。兩種襟翼構(gòu)型條件下達到的最大平尾迎角相差4.5°。根據(jù)圖18和圖19,機動過程中,進場構(gòu)型約3/4的絲線發(fā)生分離,其余視線可見范圍內(nèi)的絲線自由端發(fā)生抖動,而著陸構(gòu)型的可見絲線全部發(fā)生分離。綜上可見,與理論分析一致,著陸構(gòu)型(襟翼偏度更大)條件下,飛機對平尾失速更為敏感,更易發(fā)生平尾失速,據(jù)此,選取著陸構(gòu)型進行表明符合性/審定試飛階段的平尾失速敏感性驗證試飛。

圖16 平尾載荷響應(yīng)曲線Fig.16 Response curve of horizontal tailplane load

圖17 平尾載荷與平尾迎角關(guān)系曲線Fig.17 Relation between horizontal tailplane load and angle of attack

圖18 絲線流動示意圖-進場構(gòu)型Fig.18 Schematic diagram of flow pattern for tufts-approach configuration

圖19 絲線流動示意圖-著陸構(gòu)型Fig.19 Schematic diagram of flow pattern for tufts-landng configuration

此外,試飛還對不同速度、不同推力條件下的平尾失速敏感性進行了驗證,驗證結(jié)果表明:對于某型飛機來說,較小速度、較小推力(慢車功率)條件下的絲線分離情況更為嚴重、試飛中達到的平尾負迎角更大,且平尾載荷隨平尾負迎角增加的趨勢減小的更明顯,平尾失速裕度更小。

5 結(jié)論

基于流場顯示的冰污染平尾失速試飛為國內(nèi)首次進行,利用該技術(shù)、結(jié)合載荷分析,深入驗證了某型飛機的冰污染平尾失速敏感性,研究了其平尾失速裕度,建立了優(yōu)化的試飛狀態(tài)矩陣,提高了試飛效率。該技術(shù)對于深入分析飛機冰污染平尾失速敏感性以及確定臨界試飛狀態(tài)具有重要的意義,可為后續(xù)飛機的冰污染平尾失速試飛及飛機氣動設(shè)計優(yōu)化提供重要參考。